魏揚(yáng), 張登成, 趙保明, 胡孟權(quán), 王浩

(1.空軍工程大學(xué) 航空航天工程學(xué)院, 陜西 西安 710038;2.空軍軍訓(xùn)器材研究所 第二研究室, 北京 100195)

基于試飛數(shù)據(jù)的飛行模擬器氣動(dòng)模型校核

魏揚(yáng)1, 張登成1, 趙保明2, 胡孟權(quán)1, 王浩1

(1.空軍工程大學(xué) 航空航天工程學(xué)院, 陜西 西安 710038;2.空軍軍訓(xùn)器材研究所 第二研究室, 北京 100195)

為了提高飛行模擬器氣動(dòng)模型模擬的逼真度和置信度,提出了一種模擬器氣動(dòng)模型校核方法。采用先校核縱向、再校核橫航向,先校核穩(wěn)態(tài)、再校核動(dòng)態(tài)的思路,通過對(duì)比試飛數(shù)據(jù)與仿真模型相關(guān)參數(shù)來修正引起偏差的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)項(xiàng);綜合分析不同狀態(tài)點(diǎn)修正系數(shù)存在的統(tǒng)計(jì)規(guī)律,形成可用于飛行仿真解算的氣動(dòng)參數(shù)修正模型。試飛數(shù)據(jù)驗(yàn)證表明,校核后的仿真氣動(dòng)模型能滿足模擬器客觀測(cè)試規(guī)范要求,顯著提高了氣動(dòng)模型模擬的逼真度。

氣動(dòng)模型校準(zhǔn); 試飛數(shù)據(jù); 參數(shù)修正

0 引言

飛行模擬器是用來訓(xùn)練飛行員的重要裝備,可以大幅度降低飛行員培訓(xùn)費(fèi)用、縮短訓(xùn)練周期?，F(xiàn)階段,飛行模擬器的飛行仿真氣動(dòng)力建模往往基于可信度比較高的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)。但是大量事實(shí)表明,基于風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的飛行仿真結(jié)果與實(shí)際試飛數(shù)據(jù)仍有一定的偏差[1]；而只有保證了建模與仿真的正確性和置信度,其仿真結(jié)果才有實(shí)際意義[2]。因此,包括GJB 1395A—2009[3]和CCAR-60部[4]在內(nèi)的相關(guān)規(guī)范均明確指出:必須要用試飛數(shù)據(jù)對(duì)飛行模擬器的仿真模型進(jìn)行校驗(yàn)。這也是在飛行模擬器合格審定時(shí)的審查內(nèi)容之一。

模型校驗(yàn)工作在整個(gè)模擬器開發(fā)周期中占80%以上[5]。然而,面對(duì)存在眾多交互關(guān)系的復(fù)雜系統(tǒng),測(cè)試人員很難將一個(gè)錯(cuò)誤隔離出來,同時(shí)利用飛行員的主觀感受來校核模擬器可能會(huì)包含較大的偏差,模型的校驗(yàn)工作一度陷入效率低的困境;因此,需要有高效的方法來進(jìn)行模型校驗(yàn)。劉慶等[1]以經(jīng)過預(yù)處理的試飛數(shù)據(jù)和模擬數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)分別辨識(shí)得到氣動(dòng)導(dǎo)數(shù),以所得辨識(shí)結(jié)果來確定修正系數(shù),根據(jù)不同狀態(tài)點(diǎn)的修正系數(shù)隨動(dòng)壓的變化規(guī)律建立了修正系數(shù)插值表,對(duì)氣動(dòng)模型進(jìn)行校準(zhǔn)。該方法的優(yōu)點(diǎn)在于不改變?cè)瓪鈩?dòng)模型數(shù)據(jù)庫(kù),通用性和可移植性較好;但基于試飛數(shù)據(jù)辨識(shí)氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)的方法可能存在精度不高的問題,且修正系數(shù)不一定都與動(dòng)壓存在明顯可循的規(guī)律。

1 氣動(dòng)模型校核方法

1.1 飛行模擬器飛行仿真系統(tǒng)建模

對(duì)于常規(guī)布局飛機(jī)來說,在實(shí)際的建模仿真中還要考慮非對(duì)稱、地面效應(yīng)等情況,如襟翼不對(duì)稱、左右機(jī)翼升力不對(duì)稱、左右機(jī)翼油箱余油油量不同對(duì)力和力矩的影響；多發(fā)飛機(jī)還要考慮推力不對(duì)稱時(shí)對(duì)力和力矩的影響；還有在近地面狀態(tài)下地面效應(yīng)對(duì)飛機(jī)力和力矩的影響。

1.2 氣動(dòng)模型校核流程及具體步驟

氣動(dòng)模型的校核流程如圖2所示。由此可見,氣動(dòng)模型參數(shù)調(diào)試是一個(gè)不斷“修正-評(píng)估-修正”反復(fù)迭代的過程。

學(xué)生在中學(xué)階段，對(duì)新鮮事物充滿了好奇心，但是由于初中階段的學(xué)生自控能力較弱，容易受外界的影響，影響了學(xué)生的學(xué)習(xí)效率。教師在課堂教學(xué)中，忽略了學(xué)生的年齡特點(diǎn)，在課堂教學(xué)中缺乏與學(xué)生之間的互動(dòng)，忽視了對(duì)課堂教學(xué)氣氛的渲染，學(xué)生對(duì)語文課堂學(xué)習(xí)的興趣不高，降低了語文課堂教學(xué)的效率。

圖2 氣動(dòng)模型校核流程Fig.2 Calibration process of aerodynamic model

需要指出的是,在使用試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行氣動(dòng)模型校核前必須先對(duì)試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行野值識(shí)別、剔除和補(bǔ)正，以及數(shù)據(jù)的平滑濾波、時(shí)間延遲修正、數(shù)據(jù)相容性檢驗(yàn)和數(shù)據(jù)重構(gòu)等方面的處理[6],這樣才能用來進(jìn)行氣動(dòng)模型校核。一般來說,試飛數(shù)據(jù)是根據(jù)具體的飛行科目或航空器穩(wěn)定性與操縱性試飛中的操縱動(dòng)作給出的,因此選取哪些對(duì)模型校核有用的試飛數(shù)據(jù),以及如何高效地利用試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行模型校核,是值得考慮的問題。

由于飛機(jī)的六自由度方程具有強(qiáng)非線性、橫航向與縱向相互耦合的特點(diǎn),因此選擇合適的切入點(diǎn)進(jìn)行模型校核是關(guān)鍵。本文采取先校核縱向、再校核橫航向,先校核穩(wěn)態(tài)、再校核動(dòng)態(tài)的方法。具體步驟如下:

(1)先選取縱向穩(wěn)態(tài)試飛數(shù)據(jù)(橫航向參數(shù)接近0,且不帶舵面大操縱的數(shù)據(jù),如穩(wěn)定平飛數(shù)據(jù),飛機(jī)處于配平狀態(tài)),輸入舵面(δa,δe,δr,δf)、油門桿角度δT、俯仰角θ以及俯仰角速度q,在調(diào)整縱向時(shí)輸入橫航向參數(shù)(滾轉(zhuǎn)角φ、偏航角ψ、側(cè)滑角β、滾轉(zhuǎn)角速度p、偏航角速度r),避免未校核的橫航向?qū)v向產(chǎn)生影響。屏蔽程序中計(jì)算角速度部分,僅解算機(jī)體軸兩個(gè)分速u和w,機(jī)體軸分速度v輸入,但不參與解算。比較計(jì)算的和實(shí)際飛行測(cè)量的高度、速度及迎角,輔以比較u和w來修正升力系數(shù)CL(α,Ma,δf)和阻力系數(shù)(CD0,A)。

(2)在升力、阻力調(diào)整準(zhǔn)確的基礎(chǔ)上,仍然選用縱向穩(wěn)態(tài)試飛數(shù)據(jù),橫航向參數(shù)均輸入,僅解算俯仰角速度及俯仰角,比較計(jì)算的和實(shí)際飛行的俯仰角速度,輔以比較俯仰角、迎角。主要調(diào)整參數(shù)為縱向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)CmCL和零升力矩系數(shù)Cm0。

(4)在校準(zhǔn)縱向氣動(dòng)參數(shù)的基礎(chǔ)上,基本凍結(jié)縱向氣動(dòng)參數(shù)來修正橫航向氣動(dòng)參數(shù)。同理,對(duì)于橫航向穩(wěn)態(tài),選取定常直線側(cè)滑的試飛數(shù)據(jù),主要比較計(jì)算的和實(shí)際飛行的滾轉(zhuǎn)角速度p、偏航角速度r、機(jī)體軸分速度v,其次比較滾轉(zhuǎn)角、偏航角、側(cè)滑角。主要調(diào)整參數(shù)為:橫向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Clβ、航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Cnβ、滾轉(zhuǎn)和航向操縱導(dǎo)數(shù)(Clδa,Cnδr)、操縱交叉導(dǎo)數(shù)(Clδr,Cnδa)。

(5)與橫航向穩(wěn)態(tài)的計(jì)算方法相同,采用正常轉(zhuǎn)彎、荷蘭滾模態(tài)、階躍副翼操縱等試飛數(shù)據(jù),主要修正操縱導(dǎo)數(shù)(Clδa,Cnδr)、滾轉(zhuǎn)和偏航阻尼導(dǎo)數(shù)(Clp,Cnr)、交叉動(dòng)導(dǎo)數(shù)(Clr,Cnp)。

(6)最后進(jìn)行綜合調(diào)試與驗(yàn)證。將修正后的氣動(dòng)參數(shù)表帶入模型,解算飛機(jī)響應(yīng)并與實(shí)際試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比。若修正效果不滿足模擬器客觀測(cè)試標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定的容差范圍,適當(dāng)調(diào)整修正的氣動(dòng)參數(shù)表模型,直至滿足規(guī)范要求。

2 氣動(dòng)模型參數(shù)修正方法及仿真驗(yàn)證

2.1 氣動(dòng)模型參數(shù)修正方法

氣動(dòng)模型參數(shù)修正可按照以下步驟進(jìn)行:

(1)首先以試飛數(shù)據(jù)的相關(guān)飛行狀態(tài)參數(shù)初始化仿真模型,按照1.2節(jié)敘述的方法,將舵偏量、油門桿角度及相關(guān)參數(shù)作為輸入,得到仿真結(jié)果;再與試飛數(shù)據(jù)相應(yīng)參數(shù)進(jìn)行對(duì)比,通過差異性分析定位引起差異的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)項(xiàng)。

(2)確定好引起差異的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)項(xiàng)后,在原氣動(dòng)模型插值表中修正該狀態(tài)點(diǎn)下(馬赫數(shù)、襟翼角度和迎角等)對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)項(xiàng),修正方式可以為乘以或者加減某個(gè)修正系數(shù),直到仿真結(jié)果與試飛數(shù)據(jù)在該狀態(tài)點(diǎn)下的偏差在允許范圍內(nèi)。

(3)通常,確定某一氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)項(xiàng)在某一狀態(tài)點(diǎn)下的修正系數(shù),要依據(jù)多組試飛數(shù)據(jù)的校核綜合分析給出,要力求使仿真結(jié)果與所有用來校核的試飛數(shù)據(jù)的偏差能夠滿足規(guī)范要求。最后建立該氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)項(xiàng)的修正后的參數(shù)表。

2.2 算例仿真

(1)校核縱向穩(wěn)態(tài)參數(shù)

在某平飛狀態(tài)下,對(duì)升阻力進(jìn)行校核。主要通過比較機(jī)體軸分速u和w、高度H、速度V來校核升阻力氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)。圖3為在該平飛狀態(tài)下未校準(zhǔn)模型解算參數(shù)與試飛數(shù)據(jù)對(duì)比結(jié)果。

圖3 平飛狀態(tài)下未校準(zhǔn)時(shí)的仿真結(jié)果Fig.3 Non-calibrated simulation results in level flight state

機(jī)體軸軸向分速u主要由推力及阻力決定,在發(fā)動(dòng)機(jī)模型校準(zhǔn)的前提下影響u的主要因素為阻力。而由圖3可知,在該狀態(tài)下的速度偏差不大,說明阻力吻合較好,微調(diào)即可。機(jī)體軸縱向分速度w主要決定因素為升力。由α=arctan(w/u)可知,w偏大將導(dǎo)致迎角α偏大;小迎角范圍內(nèi)迎角偏大升力系數(shù)將偏大,而高度反而偏小，說明該狀態(tài)下升力系數(shù)偏小,因此要調(diào)大對(duì)應(yīng)狀態(tài)點(diǎn)的升力系數(shù)。圖4為調(diào)整后的模型解算參數(shù)與試飛數(shù)據(jù)對(duì)比結(jié)果。

圖4 平飛狀態(tài)下校準(zhǔn)后的仿真結(jié)果Fig.4 Calibrated simulation results in level flight state

由圖4可知,校準(zhǔn)后各項(xiàng)對(duì)比參數(shù)吻合度較高,偏差較小,滿足模擬器的規(guī)范要求,效果良好。

(2)校核橫航向動(dòng)態(tài)參數(shù)

在校核準(zhǔn)縱向參數(shù)的基礎(chǔ)上,基本凍結(jié)縱向參數(shù)對(duì)橫航向進(jìn)行調(diào)整。在某橫航向呈荷蘭滾模態(tài)的飛行狀態(tài)下,根據(jù)前文所敘述的方法得到的仿真結(jié)果如圖5所示。

由圖5可知,偏航角速度r的波峰、波谷峰值均大于試飛數(shù)據(jù),應(yīng)調(diào)小航向操縱導(dǎo)數(shù)Cnδr,或調(diào)大航向阻尼導(dǎo)數(shù)Cnr、交叉阻尼導(dǎo)數(shù)Cnp,且初始穩(wěn)態(tài)值偏上;而滾轉(zhuǎn)角速度基本趨勢(shì)吻合但初始穩(wěn)態(tài)值偏下,應(yīng)調(diào)節(jié)橫向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Clβ及航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Cnβ,調(diào)節(jié)方式為乘以某個(gè)系數(shù)。調(diào)整后的仿真結(jié)果如圖6所示。

圖6 荷蘭滾模態(tài)下校準(zhǔn)后的仿真結(jié)果Fig.6 Calibrated simulation results in Dutch roll mode

由圖6可知,校準(zhǔn)后滾轉(zhuǎn)角速度、偏航角速度、機(jī)體軸分速度v及側(cè)滑角吻合度較高,偏差較小,滿足模擬器的規(guī)范要求,效果良好。

3 綜合調(diào)試與驗(yàn)證

根據(jù)各項(xiàng)氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)在不同狀態(tài)下修正系數(shù)存在的統(tǒng)計(jì)規(guī)律,形成可用于飛行仿真解算的氣動(dòng)參數(shù)修正模型,但該模型不一定對(duì)所提供的所有架次試飛數(shù)據(jù)都滿足逼真度的要求;因此，需要對(duì)所建立的氣動(dòng)參數(shù)修正模型進(jìn)行多組、不同架次數(shù)據(jù)的測(cè)試與驗(yàn)證。

以縱向動(dòng)態(tài)校核驗(yàn)證為例,圖7為另一架次的試飛數(shù)據(jù)的驗(yàn)證結(jié)果，其升降舵采用階躍式連續(xù)操縱，通過對(duì)比分析俯仰角速度、迎角及高度來驗(yàn)證氣動(dòng)模型參數(shù)修正的正確性。從圖中可以看出，模型逼真度較好,俯仰角速度的最大偏差不超過0.5(°)/s,迎角的最大偏差不超過0.5°,滿足規(guī)范規(guī)定的要求。

圖7 升降舵階躍操縱下校準(zhǔn)模型解算數(shù)據(jù)與試飛數(shù)據(jù)Fig.7 Parameters resolved from the calibrated model and flight test data in step control of elevator

4 結(jié)束語

飛行模擬器氣動(dòng)仿真模型的校核是提高模擬器飛行仿真置信度和逼真度必不可少的環(huán)節(jié)。本文基于試飛數(shù)據(jù)開展對(duì)模擬器氣動(dòng)模型的校核工作,采用先校核縱向、再校核橫航向,先校核穩(wěn)態(tài)、再校核

動(dòng)態(tài)的方法對(duì)模擬器氣動(dòng)模型進(jìn)行校核,提高了校核工作的效率。通過對(duì)不同架次的多組試飛數(shù)據(jù)對(duì)修正后的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)插值表進(jìn)行不斷的驗(yàn)證及調(diào)試,滿足了工程項(xiàng)目的精度要求,提高了模擬器飛行仿真的逼真度。但由于試飛數(shù)據(jù)的限制,氣動(dòng)模型校核的區(qū)域僅限于中小包線,無法拓展到整個(gè)包線范圍內(nèi),因此全包線的調(diào)整還要依賴于試飛數(shù)據(jù)的擴(kuò)充。在氣動(dòng)參數(shù)修正過程中還存在著極個(gè)別參數(shù)吻合度不夠好的情況,需要進(jìn)一步深入研究引起偏差的原因,最終的氣動(dòng)參數(shù)修正模型還要結(jié)合飛行員主觀測(cè)試進(jìn)一步調(diào)整。

[1] 劉慶,劉亞輝,張文帥.基于飛行試驗(yàn)的模擬器氣動(dòng)模型校準(zhǔn)方法[J].飛行力學(xué),2015,33(3):265-268.

[2] 賈榮珍,彭曉源,王行仁.飛行模擬器建模、驗(yàn)?zāi)：托阅軠y(cè)試與評(píng)估[J].航空學(xué)報(bào),1998,19(1):41-44.

[3] 中國(guó)人民解放軍總裝備部.飛行模擬器通用規(guī)范:GJB 1395A—2009[S].中國(guó)人民解放軍總裝備部,2009.

[4] 中國(guó)民用航空總局.飛行模擬設(shè)備的鑒定和使用規(guī)則:CCAR-60[S].中國(guó)民用航空總局,2005.

[5] 阿勒頓. 飛行仿真原理[M]. 劉興科,譯. 北京: 電子工業(yè)出版社, 2013: 243-244.

[6] 劉超,劉慶,田福禮.用于氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)辨識(shí)的試飛數(shù)據(jù)處理方法研究[J].航空工程進(jìn)展,2014,5(2):187-192.

(編輯：李怡)

Flight simulator aerodynamic model calibration based on flight test data

WEI Yang1, ZHANG Deng-cheng1, ZHAO Bao-ming2, HU Meng-quan1, WANG Hao1

(1.Aeronautics and Astronautics Engineering College, AFEU, Xi’an 710038, China；2.Second Research Division, Air Force Training Equipment Research Institute,Beijing 100195, China)

In order to improve the fidelity and confidence of the flight simulator aerodynamic model, a simulator aerodynamic model calibration method was proposed. The idea adopted was that the lateral-directional direction was calibrated after the longitudinal direction, and the dynamic-state was calibrated after the steady-state. By comparing the related parameters of the flight test data and the simulation model, the aerodynamic derivatives which caused deviation were corrected. And then, statistical law was analyzed synthetically based on correction factors of different state points and aerodynamic parameters correction model was established which can be used in flight simulation. Verified by a large number of flight test data,the simulator model after calibration can meet the requirements of the simulator objective test standard,and significantly improve the fidelity of the simulation model.

aerodynamic model calibration; flight test data; parameter correction

2016-05-24;

2016-09-14;

時(shí)間:2016-11-10 09:10

國(guó)家自然科學(xué)基金資助(61374145)

魏揚(yáng)(1992-)，男，陜西漢中人，碩士研究生，研究方向?yàn)轱w行力學(xué)與飛行仿真； 張登成(1969-)，男，河北懷安人，副教授，博士，研究方向?yàn)轱w行力學(xué)與飛行仿真。

V212.1

A

1002-0853(2017)01-0084-05